系統試驗用紅外地球敏感器電信號源的實現

余 維 謝任遠 何益康 周連文

1.上海航天控制技術研究所，上海 201109 2.上海空間智能控制技術重點實驗室, 上海 201109

地球敏感器是衛星姿態與軌道控制系統的關鍵測量部件，用于測量衛星本體與星地連線間的俯仰和滾動姿態偏差[1]，雖然其精度一般低于星敏感器等姿態測量儀器，但出于系統冗余備份的需要或經濟性考慮，各類地球敏感器目前在衛星姿態與軌道控制系統中仍然被廣泛應用。

紅外地球敏感器通過檢測地球的熱輻射信號而工作，因此在系統半物理仿真驗證及整星級電測試中，地球敏感器接入回路時需要模擬地球紅外輻射[2]或者模擬輻射檢測信號的設備，作為地球敏感器的被測對象。適用于地球同步軌道和高橢圓軌道等三軸穩定衛星的擺動掃描式紅外地球敏感器，在地面測試中的目標源一般通過2種途徑實現：1)利用兩軸轉臺搭載熱源及光學系統，提供地球紅外輻射模擬圓盤和擺動角(光學地模)；2)地球敏感器自身設計有測試接口時，測試設備通過此接口外加電激勵信號，模擬衛星不同姿態下地球敏感器的探測器掃描地球邊界產生的電平變化(電地模)。光學地模通過更換熱源，輸出固定軌道高度下地球圓盤的紅外輻射信號，多用于地球敏感器的地面標定及其光學系統的功能、性能測試；電地模一般用于系統的開、閉環試驗，接收衛星動力學信息，通過相應的計算，控制硬件電路輸出衛星姿態連續變化情況下，地球敏感器檢測到的地球邊界電平信號。電地模因其結構簡單、工況覆蓋性好及環境適應性強等特點，常被用作衛星控制系統及整星測試中紅外地球敏感器的目標源。

文獻[3]介紹了地球同步軌道和固定掃描幅值條件下此類地球敏感器電信號源的設計原理及軟硬件實現方法。文獻[4]通過分析誤差源，經濾波、補償和誤差抑制等處理，對算法進行了改進，提出了高精度信號源的設計思路。文獻[5]則利用單片機實現了在小姿態角偏差下準確提供系統試驗用信號源的研制。

近年來，為滿足紅外地球敏感器在軌故障診斷技術及其實現效果的地面驗證需求，電信號源結合敏感器故障建模與仿真，除參與系統正常狀態下的測試外，亦可模擬敏感器，特別是其探測器的各種功能、性能故障模式[6]，使得信號源的系統級使用范圍得到擴展。此外，在對敏感器測角性能模擬有更高精度要求的驗證測試場景，可考慮不同軌道高度下地球橢圓形狀、大氣紅外輻射特性及太空中其它天體影響，構建高精度地球成像輪廓[7]，作為計算探測器模擬信號的輸入參量，開發更為精確的信號源。

本文介紹的電信號源設計方法，以滿足控制系統不同工況的試驗需求和信號源模擬精度要求為出發點，對文獻[4]提供的思路進行了簡化，并結合控制系統地面仿真驗證的需求，融入文獻[6]所述部分故障模式仿真功能進行實現。該方法對文獻[3]和[5]所提供方案的適用范圍進行了拓展；其實現方式也充分利用了當前主流控制系統測試設備的軟硬件，不僅降低了信號源實現和調試的難度，而且保證了實時性和信號精度。此信號源在某地球同步軌道衛星控制系統測試設備的開發和研制中得到實現，并在各系統級、整星級電測和環境試驗中得到應用，滿足不同軌道高度下使用地球敏感器進行地球捕獲、對地指向功能性能測試及驗證的需要。

1 紅外地球敏感器探測原理

擺動掃描式紅外地球敏感器探測14μ～16.25μ波段能量，其光學系統包括固連在掃描鏡上的4路射線型紅外探測器。在零姿態情況下，隨著掃描鏡的擺動，4路探測射線在地球南、北45°緯線上進行掃描，掃描路徑往復于冷空間背景和相對灼熱的地球地平，信號經處理后產生空間-地球的穿越電平波形，如圖1所示。

圖1 地球敏感器工作原理示意圖

沒有姿態偏差時，探測器掃描的坐標點A、B、C、D與敏感器設置的零姿態基準重合。考慮地球同步軌道軌道高度情況，穿越點的坐標可由下述方程求出：

(1)

式中，β=sin45°；Re為地球同步軌道下地球圓半徑。

由式(1)計算可得衛星無滾動、俯仰姿態偏差時掃描電平跳變點的坐標、即地球敏感器內部基準坐標：

(2)

當衛星有滾動(r)、俯仰(p)姿態偏差，且滿足地球敏感器工作所需的任意軌道高度時，地平穿越點A′、B′、C′和D′的坐標求取方程則由(1)式演化為：

(3)

式中，H為衛星軌道高度；Rei為考慮紅外輻射時的地球半徑。

當前滾動、俯仰姿態偏差下，地球邊沿在各掃描線上的坐標由公式(3)計算得到：

(4)

此時穿越點與掃描基準的相位差ΔA、ΔB、ΔC和ΔD為：

(5)

經敏感器內部邏輯處理后輸出俯仰與滾動姿態信息：

(6)

2 電信號源實現

根據紅外地球敏感器上述工作原理及其測試接口設計，衛星控制系統在進行地球敏感器的控制功能、性能測試時，借助地面設備，根據所要求的時序產生4路電壓方波信號，模擬調制后的地球邊界掃描波形，作為地球敏感器的目標信號。電壓方波信號的實現過程即是地球敏感器測量姿態角的逆過程。

通過已知當前衛星的滾動、俯仰角，軌道高度，同步軌道地球半張角、當前軌道下地球半張角，探測器掃描幅值，掃描周期，來確定并輸出4路探測器探及處理電路對應的波形。

2.1 獲取輸入參數

在衛星控制系統試驗中，確定4路信號源波形所需的參數，來源如下：

1)探測器掃描周期T由系統測試設備硬件接口通過采集地球敏感器掃描方向信號(SD)來計算；

2)衛星當前時刻的俯仰姿態p、滾動姿態r、軌道高度H由衛星動力學狀態獲取；

4)地球敏感器探測器的掃描幅值θ通過遙控指令配置、由遙測數據顯示并據此設定。

2.2 確定信號形式

根據前述輸入參數，利用式(4)計算地球與4路探測器掃描范圍的位置關系。以A路信號為例，如圖2所示。

圖2 掃描探測器與地球圓盤相對位置示意圖

則圖(2)對應的電信號模式可劃分為：

a)先入后出模式：以SD信號下降沿為起始，輸出低電平，tn1時刻起輸出高電平，(tn1+tn2)時刻起輸出低電平至該周期結束；

b)先出后入模式：以SD信號下降沿為起始，輸出高電平，tn1時刻起輸出低電平，(tn1+tn2)時刻起輸出高電平至該周期結束；

c)穿越模式：以SD信號下降沿為起始，輸出低電平，tn1時刻起輸出高電平，(tn1+tn2)時刻起輸出低電平，(tn1+tn2+tn3)時刻起輸出高電平，(tn1+tn2+tn3+tn4)時刻起輸出低電平至該周期結束；

d)全低模式：整個周期輸出低電平；

e)全高模式：整個周期輸出低電平。

2.3 計算信號跳變時刻

對4路信號分別計算tn1，tn2，tn3和tn4。其中tn1表示每個周期中，從SD信號0點(下降沿)開始到達該路信號第一跳變沿的時間，tn2表示從tn1時刻開始到達該路信號第二跳變沿的時間，tn3表示從tn2時刻開始到達該路信號第三跳變沿的時間、tn4表示從tn3時刻開始到達該路信號第四跳變沿的時間。仍以A路信號為例：

1)先入后出模式：

(7)

2)先出后入模式：

(8)

3)穿越模式：

(9)

4)全低模式：本周期內輸出信號全為低電平，與時間無關；

5)全高模式：本周期內輸出信號全為高電平，與時間無關。

2.4 信號方波的軟硬件實現

目前，衛星控制系統在半物理仿真試驗時，常用運行實時操作系統并配置有各類硬件接口的工控機作為衛星的動力學仿真機，一方面進行動力學計算；另一方面還運行各硬件接口的驅動程序，實現衛星控制系統執行機構信號的采集及各敏感器目標源信息的輸出。

本文介紹一種基于PXI總線，運行實時操作系統VxWorks的工控機來實現地球敏感器電信號源模塊的方法，使得電信號源算法和硬件驅動模塊的開發和調試完全與控制系統試驗用動力學模型、外圍接口驅動程序的設計開發工作同步，并實現完全的集成。實現步驟如下：

1)利用Simulink的圖形化編程方法，建立電信號源的運算模型；

2)利用Matlab開發可以驅動工控機硬件I/O接口的應用程序編程接口(API)，通過S-Function API實現運算模型與工控機硬件之間的接口設計；

3)Matlab的RTW提供基于Tornado的目標環境，將上述運算模型及S-Function編譯生成可在VxWorks系統中運行的可執行文件；

4)可執行文件加載，并在工控機中運行；

5)工控機根據計算出的波形類型及電平跳變時刻，輸出4路信號源。

采用該方法建立的地球敏感器電信號源，在衛星控制系統試驗中的信息流示意如圖3所示。

圖3 地球敏感器電激勵源信息流示意圖

研究紅外地球敏感器的一個掃描周期。系統以SD信號上升沿為起始點，根據要求產生4路電地球激勵信號：

1)動力學工控機通過I/O接口檢測SD信號，接收到第一個上升沿開始工作，自SD信號第一個上升沿到下一個下降沿時所持續的時間，記錄該段時長為T/2，獲得T的值，作為下一周期的輸入條件；第一周期計算時，T缺省設置為地球敏感器的設計掃描周期；

2)與此同時，工控機完成動力學數據的采集和計算工作，對A、B、C和D這4路信號，根據前述方法確定各路信號的類型并計算信號跳變的時刻：tn1、tn2或tn1、tn2、tn3和tn4，(n=A、B、C和D)；

3)自SD信號下一個上升沿開始，根據確定的波形和計算得到的信號跳變時刻，輸出各路波形，作為本周期的地球敏感器測量目標的信號。

以A路信號為例，其波形、信號跳變時刻計算的流程如圖4所示。

圖4 A路信號源確定的軟件流程圖

使用SimuLink等工具進行圖形化來實現的信號源計算模塊封裝如圖5所示的形式。除5路參數輸入端口外，還有4路波形模式碼及16路電平跳變時刻等20路輸出量。此20路輸出作為S-Function API的輸入條件，驅動硬件電路，輸出4路模擬量電平信號。

封裝模型內部，A路信號的電平跳變時刻tAi

圖5 地球敏感器電激勵源封裝模塊

(i=1,2,3,4)計算的部分模型，實現如圖6所示。

圖6 tAi(i=1,2,3,4)計算的部分模塊示例

3 使用結果及分析

按上述方法實現的地球敏感器電信號源，在地球同步軌道下，衛星動力學俯仰設置為0°，滾動設置為2.54°時的波形如圖7所示。

經與使用光學地模時的數據對比，控制系統開、閉環測試時，衛星在各姿態角度下，紅外地球敏感器數據如表1所示，兩者精度相當。

控制系統某次控制過程試驗中，地球敏感器作為姿態測量部件，且使用電信號源作為被測目標時，姿態輸出曲線如圖8所示；衛星在軌時紅外地球敏感器滾動、俯仰姿態遙測曲線如圖9所示，兩者一致性較好。

由地球敏感器電信號源的實現過程可知，有可能影響系統精度的因素包括信號采集及處理的延時、輸出信號上升下降沿與實際紅外地平調制信號的差異、工控機中數據運算的舍入及截斷誤差、由SD信號測得當前掃描周期T只能用于下一周期波形的控制等。文獻[5]亦對其中部分誤差進行了說明，此類誤差對地球敏感器單機產品的高精度測試而言，必須予以考慮。另外，早期開發時因硬件資源和性能等方面的制約，單片機中大量的浮點數運算和中斷程序的復雜程度使得實時性難以保證，必須進行計算公式的簡化及軟件構架的優化，這些因素都增加了信號源設計的難度和對設計者嵌入式系統開發能力的依賴程度。

本文設計的信號源在開發工具、硬件及工控機性能等方面進行優選，圖形化開發工具的利用及工控機1～2ms的運算步長，使得設計時不必過多考慮嵌入軟件設計、資源受限等因素的影響。在不需要專業的嵌入式系統開發能力的情況下，即可充分保證信號源的便利性和實時性。因此，特別適合衛星控制系統設計師。另一方面，結合其應用場景是用作控制系統試驗中紅外地球敏感器接入閉環控制的目標源，上述可能引入的誤差對產品隨機誤差(0.05°左右)而言，可忽略不計，在模型的姿態角輸入端進行簡單的分段標定后，信號源精度可很好地滿足系統在地球敏感器全測量范圍內的測試需要。

圖7 電激勵信號波形及對應微分信號示意圖

圖8 系統試驗中使用電信號源時輸出曲線(單位：(°))

圖9 衛星在軌時地球敏感器遙測輸出曲線(單位：(°))

4 結論

該設計方法原理清晰、易于實現，且集成程度較高；參數、故障模式設置及試驗流程控制方便。在敏感器全視場范圍內，信號源精度及探測器性能故障的仿真情況均能滿足控制系統地面測試時對衛星入軌后各飛行階段地球紅外信號源的模擬需求，為有擺動式紅外地球敏感器參與的部件級、分系統級和整星級測試，提供了有效的手段。